RU2082651C1

RU2082651C1 - Light flying vehicle

Info

Publication number: RU2082651C1
Application number: RU95115041A
Authority: RU
Inventors: Владимир Сергеевич Егер
Original assignee: Владимир Сергеевич Егер
Priority date: 1995-08-09
Filing date: 1995-08-09
Publication date: 1997-06-27

Abstract

FIELD: light flying vehicles and other transport facilities. SUBSTANCE: flying vehicle has fuselage and system of wings, tail section with tail unit and landing gear. Wing system includes front pair of swept-back wings secured under fuselage and rear tail unit made in form of pair of swept-forward wings having lesser span as compared with front pair of wings. Aircraft is provided with shrouded propeller embracing the tail section of fuselage. Flying vehicle is also provided with vertical connected members coupling the ends of rear wing with center portion of front wing. Parts of front wing located between fuselage and connecting members contain tandem wings located in spaced relation in one plane; outer panels of front wing are rotatable relative to longitudinal axis of wing. EFFECT: enhanced reliability. 8 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике, а более точно к легким летательным аппаратам с несколькими крыльями. The invention relates to aircraft, and more specifically to light aircraft with multiple wings.

Конструкция летательного аппарата учитывает требования аэродинамик, прочности, свойств используемых материалов и применяемые технологии, а также условия эксплуатации и экономичность. При любых условиях полета должна быть обеспечена безопасность пассажиров и экипажа. The design of the aircraft takes into account the requirements of aerodynamics, strength, properties of the materials used and the technologies used, as well as operating conditions and economy. Under any flight conditions, the safety of passengers and crew must be ensured.

Наибольший опыт в этой области был накоплен при разработках и создании металлических самолетов. Многочисленные конструкторские коллективы создали ряд оптимальных конструкторских схем, которые были реализованы в серийно выпускаемых самолетах. Определяющую роль при проектировании летательных аппаратов играет его целевое предназначение. Когда перед конструкторами военных самолетов возникла необходимость создания летательного аппарата для преодоления зон противовоздушной обороны с малыми потерями, были созданы самолеты В-2 и F-117 с очень малой заметностью в диапазоне радиоволн. The greatest experience in this area has been gained in the development and creation of metal aircraft. Numerous design teams have created a number of optimal design schemes, which were implemented in mass-produced aircraft. The decisive role in the design of aircraft plays its intended purpose. When it became necessary for military aircraft designers to create an aircraft to overcome low-loss air defense zones, B-2 and F-117 aircraft were created with very low visibility in the radio wave range.

В другом примере требования применения самолета равным образом на дозвуковых и сверхзвуковых режимах полета привели к созданию летательного аппарата с крылом изменяемой геометрии. In another example, the requirements for using the aircraft equally in subsonic and supersonic flight modes led to the creation of an aircraft with a variable geometry wing.

Создание современных типов летательных аппаратов требует не только обеспечения прогрессивных аэродинамических схем планера, но и применения в конструкции материалов, обладающих высокой стойкостью к механическим нагрузкам, большим градиентам температур, многократным измерениям режимов полета, а также хорошей ремонтопригодностью. В ряде случаев металлы и сплавы не могут удовлетворить этим требованиям. Все большее применение при конструировании летательных аппаратов находят композиционные и другие неметаллические материалы. The creation of modern types of aircraft requires not only the provision of progressive aerodynamic schemes for the airframe, but also the use of materials with high resistance to mechanical stress, large temperature gradients, multiple measurements of flight conditions, and good maintainability in the design. In some cases, metals and alloys cannot satisfy these requirements. Compositional and other non-metallic materials are increasingly used in the design of aircraft.

Так, из полимерных материалов изготовлены легки самолеты "СТАРШИП" фирмы Beechcraft на 8 9 мест и "АВАНТИ" фирмы Piaggio на 7 9 мест. Thus, Bearshcraft STARSHIP aircraft with 8 9 seats and Piaggio AVANTI aircraft with 7 9 seats were made of polymer materials.

Близкими по конструктивному решению к предлагаемому изобретению являются:
легкий самолет с тандемным крылом типа Eagle X-TS;
самолет двухбалочной схемы типа ОУ-10А "Бронко";
легкий самолет "Оптика-83", а также самолет по патенту СССР [1]
Легкий самолет сельскохозяйственный авиации Австралии Eagle X-TS выполнен по классической схеме с тандемным крылом. Недостатком его конструкции является то, что во время полета заднее основное крыло находится в возмущенном потоке от переднего крыла. В этом случае подъемная сила основного крыла уменьшается, причем не постоянно, а в зависимости от режимов полета: угол атаки, скорости полета, применения механизации на переднем крыле. Этот самолет не имеет органов непосредственного управления подъемной силой, а также средств спасения летательного аппарата как целого.Close in design to the proposed invention are:
light aircraft with tandem wing type Eagle X-TS;
a two-frame aircraft type OU-10A "Bronco";
light aircraft "Optics-83", as well as aircraft according to the patent of the USSR [1]
The lightweight agricultural aircraft Australia's Eagle X-TS is made according to the classical scheme with a tandem wing. The disadvantage of its design is that during the flight, the rear main wing is in a disturbed flow from the front wing. In this case, the lifting force of the main wing decreases, and not constantly, but depending on the flight conditions: angle of attack, flight speed, the use of mechanization on the front wing. This aircraft does not have direct control of the lifting force, as well as means of rescue the aircraft as a whole.

Многоцелевой самолет двухбалочной схемы ОУ-10А "Бронко" имеет два двигателя, расположенных в месте соединения балки с высокорасположенным крылом. Указанный самолет управляется посредством вертикальных и горизонтальных рулей управления полетом, но не имеет органов непосредственного управления подъемной силой. Самолет также не имеет средств спасения в случае аварийной ситуации. The multi-purpose aircraft of the OU-10A Bronco double-beam scheme has two engines located at the junction of the beam with a high wing. The specified aircraft is controlled by vertical and horizontal flight control rudders, but does not have a direct lift control. The aircraft also does not have rescue equipment in case of emergency.

Наиболее близким техническим решением является легкий летальный аппарата по патенту [2]
К недостаткам указанного легкого самолета следует отнести большие весовые потери за счет наличия силовой конструкции кольца винта, воспринимающего нагрузки от крыла и через крыло от хвостового оперения. Попадание горизонтального оперения в струю винта на отдельных режимах при маневрах и при посадке изменяет подъемную силу и нарушает устойчивость и управляемость самолета. Малая механизация крыльев ограничивает диапазон условий использования по углу атаки, а также на режимах взлета и посадки. Отсутствие спасательного средства также не позволяет в случае непредвиденных обстоятельств посадить самолет на землю.The closest technical solution is the lightweight lethal device according to the patent [2]
The disadvantages of this light aircraft include large weight losses due to the presence of the power structure of the propeller ring, which receives loads from the wing and through the wing from the tail. Getting horizontal tail into the jet of the propeller in separate modes during maneuvers and landing alters the lift and violates the stability and controllability of the aircraft. Small wing mechanization limits the range of conditions of use in terms of angle of attack, as well as in take-off and landing modes. The lack of rescue equipment also does not allow in case of unforeseen circumstances to land the plane on the ground.

Кроме того, наличие крыла большого размаха без сужения, больших сосредоточенных нагрузок, а также вырезов большого размера на фюзеляже не позволяет использовать для изготовления летательного аппарата прогрессивную технологию намотки полимерной нитью. In addition, the presence of a large-scale wing without narrowing, large concentrated loads, and also large cutouts on the fuselage does not allow the use of advanced technology of winding with polymer thread for the manufacture of an aircraft.

В основу изобретения поставлена задача создания легкого летательного аппарата, конструкция планера которого позволила бы повысить устойчивость и управляемость летательного аппарата в разных режимах полета, а также повысить безопасность полета, улучшить летные характеристики, изготавливать элементы конструкции любыми известными способами, в частности способом намотки полимерной нитью. The basis of the invention is the task of creating a light aircraft, the airframe design of which would increase the stability and controllability of the aircraft in different flight modes, as well as improve flight safety, improve flight performance, produce structural elements by any known methods, in particular by winding with polymer thread.

Задача решается тем, что в легком летательном аппарате, содержащем фюзеляж, систему крыльев, закрепленных на фюзеляже, винт в кольце, охватывающем хвостовую часть фюзеляжа, и шасси, согласно изобретению система крыльев образована посредством передней пары крыльев с прямой стреловидностью, закрепленных под фюзеляжем в средней части по его длине, и заднего оперения в виде пары крыльев с обратной стреловидностью, имеющих меньший размах по сравнению с передней парой крыльев и закрепленных на кольце над фюзеляжем, при этом имеется пара соединительных элементов, размещенных по обе стороны фюзеляжа между передней парой крыльев и задней парой крыльев, каждый из которых предназначен для соединения конца заднего крыла и средней части переднего крыла, причем часть переднего крыла, размещенная между фюзеляжем и соединительным элементом, содержит расположенные в одной плоскости с зазором тандемные крылья, а другая часть переднего крыла установлена с внешней стороны соединительного элемента с возможностью поворота вокруг продольной оси крыла. The problem is solved in that in a light aircraft containing the fuselage, a system of wings fixed to the fuselage, a screw in the ring covering the rear of the fuselage, and the landing gear, according to the invention, the wing system is formed by a front pair of wings with a direct sweep fixed under the fuselage in the middle parts along its length, and the tail unit in the form of a pair of wings with reverse sweep, having a smaller span compared to the front pair of wings and mounted on a ring above the fuselage, while there is a pair of joints integral elements placed on both sides of the fuselage between the front pair of wings and the rear pair of wings, each of which is designed to connect the end of the rear wing and the middle part of the front wing, and the part of the front wing located between the fuselage and the connecting element contains located in the same plane with the gap tandem wings, and the other part of the front wing mounted on the outside of the connecting element with the possibility of rotation around the longitudinal axis of the wing.

Целесообразно, чтобы летательный аппарата содержал контейнер для спасательного парашюта, установленный в центральной части заднего оперения над кольцом. It is advisable that the aircraft contains a container for a rescue parachute mounted in the central part of the tail unit above the ring.

Полезно, чтобы в легком летательном аппарате часть переднего крыла, установленная с внешней стороны соединенного элемента, содержала элементы механизации, выбранные из группы, состоящей из предкрылка, закрылка, элерона и интерцептора. It is useful that in a light aircraft, a portion of the front wing mounted on the outside of the connected element contains mechanization elements selected from the group consisting of a slat, a flap, an aileron, and an interceptor.

Желательно, чтобы в легком летательном аппарате каждое из тандемных крыльев содержало элементы механизации, выбранные из группы, состоящей из предкрылка, закрылка, элерона и интерцептора. In a light aircraft, it is desirable that each of the tandem wings contains mechanization elements selected from the group consisting of a slat, a flap, an aileron, and an interceptor.

Выгодно, чтобы величина зазора между тандемными крыльями составляла от 0,1 до 2 от величины хорды крыла в месте его закрепления к фюзеляжу. It is advantageous for the gap between the tandem wings to be from 0.1 to 2 of the size of the wing chord in the place of its attachment to the fuselage.

Полезно, чтобы каждое крыло из задней пары крыльев содержало руль высоты. It is useful that each wing from the rear pair of wings contains a elevator.

Предпочтительно, чтобы соединительный элемент содержал орган путевого управления. Preferably, the connecting element contains a track control.

Целесообразно, чтобы все элементы конструкции планера летательного аппарата были изготовлены из композиционного материала. It is advisable that all structural elements of the glider of the aircraft were made of composite material.

На фиг. I показан легкий летательный аппарат, вид сверху; на фиг. 2 - легкий летательный аппарат, вид спереди; на фиг. 3 внешняя часть переднего крыла, вид сверху; на фиг. 4 разрез IV-IV на фиг. 3; на фиг. 5 разрез V-V на фиг. 3; на фиг. 6 легкий летательный аппаратавид сверху, с большим зазором между тандемными крыльями; на фиг. 7 легкий летательный аппарат. In FIG. I shows a light aircraft, top view; in FIG. 2 - light aircraft, front view; in FIG. 3 outer part of the front wing, top view; in FIG. 4 is a section IV-IV in FIG. 3; in FIG. 5 is a section V-V in FIG. 3; in FIG. 6 lightweight aircraft top view, with a large gap between the tandem wings; in FIG. 7 light aircraft.

Легкий летательный аппарата содержит фюзеляж (фиг. 1), в котором имеется кабина 2 для экипажа в носовой части и пассажирский салон 3, например, на 12 мест. Хвостовую часть 4 фюзеляжа охватывает кольцо 5, в котором размещен винт 6. A light aircraft contains a fuselage (Fig. 1), in which there is a cabin 2 for the crew in the bow and a passenger compartment 3, for example, 12 seats. The tail part 4 of the fuselage covers the ring 5, in which the screw 6 is placed.

Система крыльев образована посредством передней пары крыльев 7 с прямой стреловидностью, закрепленных под фюзеляжем 1 в средней части 8 по его длине, и заднего оперения в виде пары крыльев 9 с обратной стреловидностью, имеющего меньший размах по сравнению с передней парой крыльев 7 и закрепленного на кольце 5. The wing system is formed by the front pair of wings 7 with direct sweep, fixed under the fuselage 1 in the middle part 8 along its length, and the tail unit in the form of a pair of wings 9 with reverse sweep, which has a smaller span compared to the front pair of wings 7 and is mounted on the ring 5.

При этом имеется пара соединительных элементов 10 (фиг. 2 ), размещенных по обе стороны фюзеляжа 1 между передней парой крыльев 7 и задней парой крыльев 9. Каждый элемент 10 предназначен для соединения конца заднего крыла 9 и средней части переднего крыла 7. There is a pair of connecting elements 10 (Fig. 2) located on both sides of the fuselage 1 between the front pair of wings 7 and the rear pair of wings 9. Each element 10 is designed to connect the end of the rear wing 9 and the middle part of the front wing 7.

Задняя пара крыльев 9, соединительные элементы 10 и часть переднего крыла 17 образуют замкнутую конструкцию в виде прямоугольника на виде спереди. The rear pair of wings 9, the connecting elements 10 and part of the front wing 17 form a closed structure in the form of a rectangle in front view.

Основное шасси 11 летательного аппарата установлено на крыле 7 в средней его части, которое убирается в обтекатель 12. Носовая стойка шасси 13 размещена под кабиной 2 для экипажа и убирается в носовую часть фюзеляжа 1. The main landing gear 11 of the aircraft is mounted on the wing 7 in its middle part, which is retracted into the fairing 12. The nose strut of the landing gear 13 is located under the cockpit 2 for the crew and retracts into the nose of the fuselage 1.

Часть переднего крыла 7 (фиг. 1), размещенная между фюзеляжем 1 и соединительным элементом 10, содержит расположенные в одной плоскости с зазором 14 тандемные крылья 15, 16. Другая часть 17 переднего крыла 7 установлена с внешней стороны соединительного элемента 10 с возможностью поворота вокруг продольной оси а-а крыла 7. A part of the front wing 7 (Fig. 1), located between the fuselage 1 and the connecting element 10, contains tandem wings 15, 16 located in the same plane with the gap 14. The other part 17 of the front wing 7 is mounted on the outside of the connecting element 10 with a possibility of rotation around longitudinal axis aa of the wing 7.

Легкий летательный аппарат содержит контейнер 18 для спасательного парашюта (на фиг. 1 не показан), установленный в центральной части заднего оперения между крыльями 9 над кольцом 5. The light aircraft contains a container 18 for a rescue parachute (not shown in FIG. 1) installed in the central part of the tail unit between the wings 9 above the ring 5.

Часть 17 (фиг. 3) переднего крыла 7, установленная с внешней стороны соединительного элемента 10, содержит элементы механизации, например предкрылки 19, закрылок 20, элерон 21 и интерцепторы 22. На фиг. 4 показаны рабочие положения предкрылка 19, закрылка 20 и интерцептора 22. На фиг. 5 показаны рабочие положения элерона 21. Part 17 (Fig. 3) of the front wing 7, mounted on the outside of the connecting element 10, contains mechanization elements, for example slats 19, flap 20, aileron 21 and spoilers 22. In FIG. 4 shows the operating positions of the slat 19, the flap 20 and the interceptor 22. In FIG. 5 shows the working positions of aileron 21.

Величина зазора 14 (фиг. 1) между тандемными крыльями 15, 16 составляет от 0,1 до 2 от величина хорды H крыла 16 в месте его закрепления к фюзеляжу 1. The size of the gap 14 (Fig. 1) between the tandem wings 15, 16 is from 0.1 to 2 from the size of the chord H of the wing 16 in the place of its attachment to the fuselage 1.

Каждое из тандемных крыльев 15, 16 содержит элементы механизации, например, предкрылка, закрылка и интерцептора. Причем в случае, когда зазор 14 близок к минимальному, составляющему 0,1 H, крыло 15 содержит только предкрылок 23 и закрылок 24, а крыло 16 содержит интерцептор 25 и закрылок 26. В случае, когда зазор 14 близок к максимальному (фиг. 6), составляющему 2 H, крыло 15 содержит предкрылок 27, закрылок 26 и интерцептор 25. Each of the tandem wings 15, 16 contains mechanization elements, for example, a slat, a flap and an interceptor. Moreover, in the case when the gap 14 is close to the minimum component of 0.1 H, the wing 15 contains only the slat 23 and the flap 24, and the wing 16 contains the interceptor 25 and the flap 26. In the case when the gap 14 is close to the maximum (Fig. 6 ), comprising 2 H, wing 15 comprises a slat 27, a flap 26, and an interceptor 25.

Каждое заднее крыло 9 (фиг. 1) содержит руль 28 высоты. Each rear wing 9 (Fig. 1) contains a rudder 28 height.

Каждый соединительный элемент 10 содержит орган 29 (фиг. 7) путевого управления. Each connecting element 10 contains a body 29 (Fig. 7) of the directional control.

Заднее оперение в центральной части опирается на центральный хвостовой пилон 30. The plumage in the Central part is based on the Central tail pylon 30.

Все элементы конструкции планера летательного аппарата изготовлены из композиционного материала, в качестве которого используется стекловолокно, пропитанное связующим, что позволяет облегчить вес конструкции, снизить стоимость летательного аппарата. All structural elements of the aircraft glider are made of composite material, which is used fiberglass impregnated with a binder, which allows to lighten the weight of the structure, reduce the cost of the aircraft.

Таким образом, предложенная конструкция планера летательного аппарата состоит из ряда консолей, размеры которых позволяют изготавливать их на имеющейся оснастке. Для изготовления крыльев большего удлинения в настоящее время невозможно создание оснастки под технологию намотки полимерной нитью. Thus, the proposed design of the aircraft glider consists of a number of consoles, the dimensions of which allow them to be manufactured on existing equipment. For the manufacture of wings of greater elongation, it is currently impossible to create equipment for the technology of winding with polymer thread.

В предлагаемой конструкции летательного аппарата повышение несущих свойств достигается за счет организации тандемного крыла. В нем формируется циркуляция воздушного потока, приводящая к повышению подъемной силы, улучшению срывных характеристик и увеличению эксплуатационных диапазонов углов атаки. Высокие несущие свойства тандемного крыла позволяют в предложенной конструкции существенно уменьшить посадочную и взлетную скорости летательного аппарата. In the proposed design of the aircraft, the increase in load-bearing properties is achieved due to the organization of the tandem wing. It forms a circulation of air flow, leading to an increase in lift, an improvement in stall performance and an increase in the operational ranges of angles of attack. High load-bearing properties of the tandem wing allow the proposed design to significantly reduce the landing and take-off speeds of the aircraft.

Улучшение устойчивости и управляемости летательного аппарата достигается за счет совместного управления одновременно тремя элементами планера частями 15, 16 тандемного крыла, частью 17 переднего крыла, установленного с внешней стороны соединительного элемента 10, и заднего горизонтального оперения 9. При этом часть 17 переднего крыла, установленная с внешней стороны соединительного элемента 10, получает возможность отдельных перемещений независимого от внутренней части переднего крыла 7. Затем часть 17 может быть цельноповоротной, обеспечивая заданные углы атаки независимо от положения летательного аппарата по тангажу. Improving the stability and controllability of the aircraft is achieved through the joint control of three glider elements at the same time by parts 15, 16 of the tandem wing, part 17 of the front wing mounted on the outside of the connecting element 10, and the rear horizontal tail unit 9. In this case, part 17 of the front wing installed with the outer side of the connecting element 10, is able to separate movements independent of the inner part of the front wing 7. Then, the part 17 can be fully rotated, providing th predetermined angles of attack, regardless of the position of the aircraft in pitch.

Синхронный поворот обеих внешних частей 17 переднего крыла вокруг продольной оси а-а обеспечивает непосредственное управление подъемной силой. Каждая внешняя часть 17 переднего крыла может поворачиваться независимо друг от друга, выполняя функции управления по крену. The simultaneous rotation of both outer parts of the front wing 17 about the longitudinal axis aa provides direct control of the lifting force. Each outer part of the front wing 17 can be rotated independently of each other, performing the functions of roll control.

Интерцепторы 22 на внешней части 17 переднего крыла используются в качестве гасителей подъемной силы, а также для управления по крену. В последнем случае интерцепторы 22 действуют совместно с элеронами 21. The spoilers 22 on the outer part of the front wing 17 are used as lift absorbers, as well as for roll control. In the latter case, the interceptors 22 act in conjunction with the ailerons 21.

Предкрылки 19 и закрылки 20 используются на режимах взлета и посадки для управления подъемной силой. Slats 19 and flaps 20 are used in take-off and landing modes to control lift.

Интерцепторы 25 также располагаются, тандемных крыльях, но в этом случае они используются для управления аэродинамическим качеством летательного аппарата на режиме захода на посадку и для торможения при пробеге на взлетно-посадочной полосе. The spoilers 25 are also located in tandem wings, but in this case they are used to control the aerodynamic quality of the aircraft in the approach mode and for braking during run on the runway.

На тандемных крыльях установлены закрылки 24, 26 предкрылки 23 для использования на режимах взлета и посадки. On tandem wings mounted flaps 24, 26 slats 23 for use in take-off and landing.

Замкнутая конструкция крыльев и соединительных элементов позволяет разгрузить основное крыло 7 и уменьшить изгибные и крутильные деформации композитного неметаллического крыла. The closed design of the wings and connecting elements allows you to unload the main wing 7 and reduce bending and torsional deformation of the composite non-metal wing.

Спасательный парашют обеспечивает безопасную скорость приземления летательного аппарата в случае аварии самолета, т.е. отказа двигателя, разрушения конструкции. Парашют может быть выполнен в виде мягкого планирующего крыла из воздухонепроницаемых тканей, что обеспечивает минимальную массу и объем, а также возможность планирующего спуска или полета даже в случае работающего двигателя. A rescue parachute provides a safe landing speed in case of an airplane accident, i.e. engine failure, structural failure. The parachute can be made in the form of a soft glider wing made of airtight fabrics, which ensures minimal weight and volume, as well as the possibility of gliding descent or flight, even in the case of a working engine.

Предложенная конструкция летательного аппарата и его аэродинамическая схема могут быть использованы для самолетов как малой, так и большой размерности, для дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов, для судов на воздушной подушке, глиссирующих судов и судов на подводных крыльях. The proposed design of the aircraft and its aerodynamic design can be used for aircraft of both small and large dimensions, for remotely piloted aircraft, for hovercraft, planing vessels and hydrofoils.

Claims

1. A light aircraft comprising a fuselage, a system of wings fixed to the fuselage, a screw in a ring covering the rear of the fuselage, and a landing gear, characterized in that the wing system is formed by a front pair of wings with a direct sweep fixed under the fuselage in the middle part along its length, and the tail unit in the form of a pair of wings with reverse sweep, which has a smaller span compared to the front pair of wings and mounted on a ring above the fuselage, while there is a pair of connecting elements, times placed on both sides of the fuselage between the front pair of wings and the rear pair of wings, each of which is designed to connect the end of the rear wing and the middle part of the front wing, and the part of the front wing, located between the fuselage and the connecting element, contains tandem wings located in the same plane with the gap and the other part of the front wing is mounted on the outside of the connecting element with the possibility of rotation around the longitudinal axis of the wing.

2. The apparatus according to claim 1, characterized in that it contains a container for the rescue parachute mounted in the central part of the tail unit above the ring.

3. The apparatus according to claim 1 or 2, characterized in that the part of the front wing mounted on the outside of the connecting element contains mechanization elements selected from the group consisting of a slat, a flap, an aileron and an interceptor.

4. The apparatus according to claim 1 or 2, characterized in that each of the tandem wings contains mechanization elements selected from the group consisting of a slat, a flap and an interceptor.

5. The device according to one of paragraphs. 1 4, characterized in that the gap between the tandem wings is 0.1 2 from the size of the wing chord in the place of its attachment to the fuselage.

6. The device according to one of paragraphs. 1 to 5, characterized in that each wing of the rear pair of wings contains a elevator.

7. The device according to one of paragraphs. 1 to 6, characterized in that each connecting element contains a track control.

8. The device according to one of paragraphs. 1 to 7, characterized in that all the structural elements of the glider of the aircraft are made of composite material.